劉昌國(guó)，陳銳達(dá)，劉 犇，徐 輝，于達(dá)仁

(1.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 能源學(xué)院，黑龍江 哈爾濱 150001； 2.上海空間推進(jìn)研究所，上海 201112； 3.上?？臻g發(fā)動(dòng)機(jī)工程技術(shù)研究中心,上海 201112)

0 引言

直流互擊式噴注器因結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、可靠性高、霧化特性良好等特點(diǎn),廣泛應(yīng)用于空間姿軌控中小推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)[1-5]，氧化劑和燃料射流在給定的角度下在離噴注面預(yù)定的距離處撞擊，其地面試驗(yàn)或飛行工作過(guò)程中，應(yīng)盡量避免上游貯箱和閥門(mén)等組件引起推進(jìn)劑供應(yīng)管路夾氣。但是，相比空間飛行中的真空環(huán)境，地面高空模擬熱試車(chē)臺(tái)主要采用氮?dú)鈱?duì)推進(jìn)劑貯箱增壓，氣體直接與推進(jìn)劑接觸，且氮?dú)馊芙舛认噍^上天飛行時(shí)用的增壓氣體氦氣更大；其次，真空艙外氧化劑和燃料供應(yīng)管路中均存在夾氣盲腔，盲腔位置位于艙上電磁閥和放液手閥之間，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火前艙外管路放液充填和艙內(nèi)管路抽真空均無(wú)法排出盲腔內(nèi)的氣體，且增壓氣體量超限、閥門(mén)汽蝕、充填水擊、噴注器工作溫度過(guò)高等均有可能導(dǎo)致出現(xiàn)夾氣噴注霧化現(xiàn)象。例如，美國(guó)Marquardt公司研制的著名R-4D軌控發(fā)動(dòng)機(jī)同樣采用直流互擊式噴注器，研制期間多次因?yàn)樵鰤簹怏w直接混入或以溶解方式混入推進(jìn)劑，點(diǎn)火啟動(dòng)過(guò)程中噴注器集液腔內(nèi)發(fā)生氣液兩相流動(dòng)，導(dǎo)致出現(xiàn)低頻狀態(tài)下的高隨機(jī)噪聲燃燒，燃燒反應(yīng)粗糙，推力振蕩頻率為350～400 Hz[6-7]。

夾氣霧化因在較小的穩(wěn)定注氣量下可以獲得較優(yōu)的霧化效果，在氣泡霧化噴嘴、離心式噴嘴中已得到了廣泛應(yīng)用。氣泡霧化主要通過(guò)“外氣內(nèi)液”或“內(nèi)氣外液”的特定結(jié)構(gòu)噴嘴由注氣孔將氣體穩(wěn)定注入液體中[8-12]，然后在氣液兩相混合室內(nèi)預(yù)混，從而在噴嘴出口段形成均勻的氣液兩相流，氣泡在噴嘴出口迅速爆破可以顯著提高霧化效果[13-15]，廣泛應(yīng)用于噴射流體黏度較大的領(lǐng)域。此外，通過(guò)在噴嘴上游管路中穩(wěn)定注入氣體可以實(shí)現(xiàn)變推力控制[16-17]，減小推進(jìn)劑的體積密度，同時(shí)可以顯著提高離心式噴嘴的噴注壓降，是抑制大推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)低工況下工作時(shí)發(fā)生低頻振蕩的措施之一[18]。目前的研究主要針對(duì)冷流試驗(yàn)中單個(gè)噴嘴單股射流展開(kāi)，借助具有特定結(jié)構(gòu)的氣泡霧化和離心式霧化噴嘴注入穩(wěn)定氣體輔助霧化，對(duì)直流互擊式噴注器的夾氣霧化特征研究較少，對(duì)多噴嘴組合的耦合作用結(jié)果和發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火性能影響尚不明晰。

噴注器的霧化特性直接影響燃燒室的點(diǎn)火性能[19]。本文在大氣常溫環(huán)境下利用彩色高速相機(jī)對(duì)雙組元150 N發(fā)動(dòng)機(jī)頭部噴注器進(jìn)行了冷流試驗(yàn)，主要考察了供應(yīng)管路夾氣對(duì)噴霧場(chǎng)啟動(dòng)過(guò)程的影響，并在高空模擬熱試車(chē)臺(tái)進(jìn)行了國(guó)內(nèi)首次小推力空間液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)夾氣啟動(dòng)驗(yàn)證試驗(yàn)，結(jié)合同時(shí)期進(jìn)行的一臺(tái)同批次發(fā)動(dòng)機(jī)疑似夾氣影響導(dǎo)致喉部燒蝕的試車(chē)結(jié)果進(jìn)行了討論，并對(duì)此提出了相應(yīng)建議，為發(fā)動(dòng)機(jī)異常啟動(dòng)故障模式分析提供重要的試驗(yàn)參考。

1 試驗(yàn)系統(tǒng)與試驗(yàn)方法

1.1 試驗(yàn)系統(tǒng)和拍攝方法

冷流試驗(yàn)系統(tǒng)如圖1所示。試驗(yàn)在大氣常溫環(huán)境下進(jìn)行，試驗(yàn)工質(zhì)為水，采用高壓氮?dú)鈱?duì)儲(chǔ)罐液體增壓，水通過(guò)供應(yīng)管路經(jīng)由截止閥、質(zhì)量流量計(jì)和調(diào)節(jié)閥分別進(jìn)入噴注器的氧化劑路和燃料路，然后從噴注器出口噴出。為了充分模擬高空模擬熱試車(chē)狀態(tài)，噴注器前轉(zhuǎn)接半硬管，半硬管長(zhǎng)度、走向和彎曲半徑均與試車(chē)臺(tái)管路保持一致。

圖1 冷流試驗(yàn)系統(tǒng)Fig.1 Sketch of experiment setup

本試驗(yàn)采用彩色高速相機(jī)(Photron FASTCAM SA4型)對(duì)噴霧場(chǎng)進(jìn)行拍攝。鏡頭為T(mén)okina公司生產(chǎn)的AT—X M100 PRO D型微距鏡頭，在測(cè)量噴霧場(chǎng)旁放置增強(qiáng)光源。高速相機(jī)的鏡頭與噴注器出口位置保持相同高度，與噴霧場(chǎng)所在平面的垂直距離約為0.3 m，拍攝速率為2 000 fps，曝光時(shí)間為1/2 000 s，圖像分辨率為1 024×1 024 pixels。

1.2 試驗(yàn)對(duì)象和試驗(yàn)工況

試驗(yàn)件為雙組元150 N發(fā)動(dòng)機(jī)的頭部噴注器，噴注器為直流互擊式，氧化劑和燃料主射流在中心區(qū)域撞擊霧化摻混形成噴霧場(chǎng)，邊區(qū)設(shè)有用于液膜冷卻的冷卻小孔。試驗(yàn)工況為額定設(shè)計(jì)工況，發(fā)動(dòng)機(jī)的主要設(shè)計(jì)參數(shù)如表1所示。由于推進(jìn)劑具有劇毒性和強(qiáng)腐蝕性，試驗(yàn)中用水模擬真實(shí)推進(jìn)劑，根據(jù)質(zhì)量流量方程，對(duì)額定水流量進(jìn)行了換算，換算后氧化劑路流量為27.62 g/s，燃料路流量為21.54 g/s。流量測(cè)量采用科里奧利質(zhì)量流量計(jì)，精度為±0.25%。

表1 150 N發(fā)動(dòng)機(jī)主要設(shè)計(jì)參數(shù)

試驗(yàn)分別在不夾氣和夾氣狀態(tài)下進(jìn)行。因無(wú)法模擬真空充填過(guò)程，夾氣狀態(tài)下，半硬管采取整段夾氣，夾氣氣體為氮?dú)狻Ｑ趸瘎┞泛腿剂下钒胗补軆?nèi)徑均為8 mm，長(zhǎng)度均為2 m，計(jì)算試驗(yàn)前管路內(nèi)夾氣量約為56 mL。根據(jù)理想氣體狀態(tài)方程，換算液體充填壓縮后的夾氣體積約為10 mL。

2 冷流試驗(yàn)結(jié)果與分析

圖2(a)～圖2(f)給出了不同階段供應(yīng)管路夾氣與不夾氣狀態(tài)下的噴注器啟動(dòng)過(guò)程噴霧場(chǎng)對(duì)比圖。從圖2(a)和圖2(b)中可以發(fā)現(xiàn)，不夾氣狀態(tài)下的噴霧場(chǎng)邊區(qū)冷卻孔射流穩(wěn)定，液柱完整，氧化劑和燃料中心主射流撞擊霧化后呈錐體狀，首先形成離散的大尺度微團(tuán)，大尺度微團(tuán)在運(yùn)動(dòng)中進(jìn)一步破碎形成更細(xì)小的液滴，噴霧場(chǎng)空間分布均勻。而夾氣狀態(tài)下，閥門(mén)開(kāi)啟后噴霧場(chǎng)建立瞬間(4.5 ms)邊區(qū)射流發(fā)生了氣泡霧化現(xiàn)象，射流末端提前霧化為細(xì)小液滴，氧化劑和燃料部分主射流在撞擊前也發(fā)生了氣泡霧化現(xiàn)象，導(dǎo)致部分射流未參與撞擊，噴霧場(chǎng)空間分布上主要集中于中心軸線(xiàn)區(qū)域。文獻(xiàn)[14-15]表明，氣泡在一定的壓力下流至噴嘴出口時(shí)發(fā)生劇烈膨脹并爆破，促進(jìn)射流液柱在撞擊前發(fā)生破碎和分散。

從圖2(c)和圖2(d)中可以發(fā)現(xiàn)，相較于不夾氣狀態(tài)下的噴霧場(chǎng)，夾氣狀態(tài)下的噴霧場(chǎng)是主射流撞擊霧化與各個(gè)噴注孔氣泡霧化的混合，噴霧場(chǎng)中心區(qū)域霧化液滴直徑明顯變小，霧化摻混效果更好，噴霧場(chǎng)的合成動(dòng)量角沒(méi)有發(fā)生明顯改變。同時(shí)，邊區(qū)射流由于氣泡霧化后形成細(xì)小液滴，更好地與中心區(qū)域進(jìn)行了摻混，增強(qiáng)了中心區(qū)域的霧化效果，但是一定程度上會(huì)降低邊區(qū)射流撞擊燃燒室內(nèi)壁面形成穩(wěn)定連續(xù)液膜的冷卻能力。

從圖2(e)和圖2(f)中可以發(fā)現(xiàn)，不夾氣狀態(tài)下的噴霧場(chǎng)充分霧化狀態(tài)整體穩(wěn)定，噴霧場(chǎng)空間分布均勻，基本不隨時(shí)間而變化。而夾氣狀態(tài)下噴霧場(chǎng)充分霧化時(shí)，噴霧場(chǎng)中心局部混合區(qū)域霧化液滴直徑明顯變小，霧化錐角明顯增大。理論上，噴霧場(chǎng)索太爾平均直徑越小，燃燒穩(wěn)定性越好[20]。但是，中心主射流起始段局部區(qū)域出現(xiàn)了斷流，邊區(qū)冷卻孔射流也出現(xiàn)了局部斷流，視窗底端噴霧場(chǎng)外側(cè)區(qū)域已逐漸消失，噴霧場(chǎng)的貫穿距離明顯縮短，表明噴霧場(chǎng)的空間整體分布均勻性較差。

圖2 夾氣與不夾氣時(shí)噴注器噴霧場(chǎng)對(duì)比Fig.2 Comparison of injector spray field with and without gas entrainment

圖3給出了夾氣狀態(tài)下噴注器啟動(dòng)過(guò)程噴霧場(chǎng)后續(xù)變化情況。從圖3中可以發(fā)現(xiàn)，在噴注開(kāi)始80 ms后，噴霧場(chǎng)暫時(shí)恢復(fù)正常，邊區(qū)射流恢復(fù)穩(wěn)定，此時(shí)噴霧場(chǎng)主要為主射流撞擊霧化摻混后形成。在噴注開(kāi)始125.5 ms后，供應(yīng)管路內(nèi)氣泡再次進(jìn)入噴注器，導(dǎo)致噴霧場(chǎng)中心區(qū)域再次出現(xiàn)氣泡霧化現(xiàn)象，隨后氣泡霧化逐漸發(fā)展，至274 ms時(shí)氧化劑路主射流發(fā)生瞬時(shí)斷流，斷流時(shí)間僅為5 ms，隨后整個(gè)噴霧場(chǎng)恢復(fù)正常。

圖3 夾氣狀態(tài)噴霧場(chǎng)后續(xù)變化情況Fig.3 Subsequent change of spray field with gas entrainment

3 高空模擬熱試車(chē)驗(yàn)證

為了驗(yàn)證供應(yīng)管路夾氣對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火啟動(dòng)過(guò)程的影響，采用150 N發(fā)動(dòng)機(jī)在42 km高空模擬熱試車(chē)臺(tái)上進(jìn)行點(diǎn)火試驗(yàn)，如圖4所示。

圖4 發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬熱試車(chē)狀態(tài)Fig.4 Engine state in the high altitude simulation hot fire test bench

驗(yàn)證試驗(yàn)分別在不夾氣和夾氣狀態(tài)下進(jìn)行，不夾氣狀態(tài)下，試車(chē)臺(tái)完成放液充填和抽真空后，真空艙內(nèi)壓力不大于200 Pa，然后將推進(jìn)劑充填至發(fā)動(dòng)機(jī)控制閥前，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行點(diǎn)火。點(diǎn)火結(jié)束后，對(duì)真空艙內(nèi)推進(jìn)劑供應(yīng)管路進(jìn)行氮?dú)獯党党蟛辉俨扇〕檎婵沾胧?，艙?nèi)管路保持0.1 MPa壓力，隨后完成推進(jìn)劑充填，換算充填壓縮后的夾氣體積達(dá)到10 mL。

3.1 不夾氣時(shí)熱試車(chē)結(jié)果與分析

圖5給出了不夾氣時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)30 s穩(wěn)態(tài)試車(chē)過(guò)程中的性能和溫度曲線(xiàn)。

圖5 不夾氣時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)性能和溫度曲線(xiàn)Fig.5 Distribution of engine performance and temperature without gas entrainment

圖5中，F(xiàn)v為真空推力，N；pio、pif分別為發(fā)動(dòng)機(jī)入口壓力，pc為燃燒室壓力，MPa；Tb為燃燒室直線(xiàn)段溫度，Tt為喉部溫度，Thb1～Thb4分別為頭身焊縫溫度，℃。從圖5可以看出，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火過(guò)程工作穩(wěn)定，室壓、推力和溫度變化曲線(xiàn)正常，開(kāi)關(guān)機(jī)過(guò)程曲線(xiàn)正常，現(xiàn)場(chǎng)測(cè)試各顯示參數(shù)正常。試車(chē)過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)推力約為157.6 N，身部最高溫度約為1 291 ℃，喉部最高溫度約為1 225 ℃，頭身焊縫最高溫度約為503 ℃。

3.2 夾氣時(shí)熱試車(chē)結(jié)果與分析

圖6給出了夾氣時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)30 s穩(wěn)態(tài)試車(chē)過(guò)程中的性能和溫度曲線(xiàn)。從圖6中可以看出，與不夾氣狀態(tài)相比，點(diǎn)火啟動(dòng)過(guò)程中推力峰為264.3 N，較不夾氣狀態(tài)下239.3 N的點(diǎn)火推力峰偏高25 N。發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火推力峰有增大的趨勢(shì)，其他性能、溫度參數(shù)測(cè)試結(jié)果均無(wú)明顯差別，試車(chē)后發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完好。試車(chē)過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)推力約為158.1 N，身部最高溫度約為1 285 ℃，喉部最高溫度約為1 218 ℃，頭身焊縫最高溫度約為498 ℃。

圖6 夾氣時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)性能和溫度曲線(xiàn)Fig.6 Distribution of engine performance and temperature with gas entrainment

本次試車(chē)在發(fā)動(dòng)機(jī)法蘭上表面安裝了振動(dòng)傳感器，用于測(cè)量軸向振動(dòng)參數(shù)。測(cè)量結(jié)果表明，不夾氣時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)段最大振動(dòng)量級(jí)約為148g，穩(wěn)定段約為0.26g，關(guān)機(jī)段約為8.6g；夾氣時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)段最大振動(dòng)量級(jí)約為155g，穩(wěn)定段約為0.30g，關(guān)機(jī)段約為9.4g，振動(dòng)測(cè)量結(jié)果基本一致。

熱試車(chē)結(jié)果表明夾氣狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)的性能和溫度測(cè)量參數(shù)、開(kāi)關(guān)機(jī)過(guò)程沒(méi)有發(fā)生顯著變化，點(diǎn)火推力峰增大了25 N，說(shuō)明夾氣時(shí)啟動(dòng)過(guò)程噴霧場(chǎng)雖然短時(shí)間內(nèi)發(fā)生了劇烈變化，但是未能造成持續(xù)性振蕩。

需要注意的是，驗(yàn)證試驗(yàn)試車(chē)子樣數(shù)較少，難以覆蓋所有夾氣工況，其結(jié)果尚且無(wú)法說(shuō)明夾氣對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定啟動(dòng)沒(méi)有影響。啟動(dòng)過(guò)程是液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研制過(guò)程中故障發(fā)生率最高的階段，熱交換劇烈，高能量密度釋放，工況變化復(fù)雜，狀態(tài)參數(shù)在短時(shí)間內(nèi)急劇變化。夾氣一定程度上增加了發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過(guò)程的復(fù)雜性和不確定性因素，可能會(huì)引起點(diǎn)火異常。

4 討論

下面針對(duì)在該試車(chē)臺(tái)同時(shí)期進(jìn)行的一臺(tái)同批次150 N發(fā)動(dòng)機(jī)首次點(diǎn)火啟動(dòng)喉部燒蝕問(wèn)題進(jìn)行補(bǔ)充探討，以期加深對(duì)夾氣影響的認(rèn)識(shí)。

發(fā)動(dòng)機(jī)首次30 s調(diào)參點(diǎn)火啟動(dòng)后，喉部、燃燒室直線(xiàn)段和頭身焊縫溫度急劇上升，且直線(xiàn)段溫度上升較喉部更快，點(diǎn)火現(xiàn)象異常。結(jié)合錄像觀(guān)察，發(fā)動(dòng)機(jī)約5.5 s時(shí)喉部外表面出現(xiàn)燒蝕，8 s時(shí)喉部位置燒穿，試車(chē)終止。圖7給出了發(fā)動(dòng)機(jī)試車(chē)后的燒蝕形貌。

圖7 發(fā)動(dòng)機(jī)燒蝕形貌Fig.7 Ablated engine appearance

圖8給出了發(fā)動(dòng)機(jī)試車(chē)過(guò)程中的性能和溫度曲線(xiàn)。

圖8 發(fā)動(dòng)機(jī)性能和溫度曲線(xiàn)Fig.8 Distribution of ablated engine performance and temperature

從圖8中可以看出，喉部溫度0.9 s即達(dá)到紅外測(cè)溫儀測(cè)量下限300 ℃，5.7 s達(dá)到1 470 ℃，8.4 s達(dá)到紅外測(cè)溫儀測(cè)量上限2 000 ℃；直線(xiàn)段溫度0.7 s即達(dá)到300 ℃，3.8 s達(dá)到1 475 ℃，5.9 s達(dá)到最大值1 788 ℃；頭身焊縫溫度1.4 s即達(dá)到300 ℃，6.1 s達(dá)到最大值1 001 ℃。分析認(rèn)為，可能是由于閥前推進(jìn)劑供應(yīng)管路中夾氣，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火異常激發(fā)了燃燒不穩(wěn)定，破壞了近壁邊界層，導(dǎo)致燃燒室壁溫異常升高。圖9給出了發(fā)動(dòng)機(jī)試車(chē)過(guò)程中的振動(dòng)曲線(xiàn)。

圖9 噴注器法蘭振動(dòng)曲線(xiàn)Fig.9 Vibration distribution of injector flange

從圖9中可以看出，振動(dòng)波動(dòng)時(shí)間較長(zhǎng)，振動(dòng)量級(jí)明顯偏高。啟動(dòng)瞬間振動(dòng)量級(jí)達(dá)到1 000g以上，正常試車(chē)時(shí)最大振動(dòng)量級(jí)僅150g左右；0.5～4.9 s穩(wěn)定工作段振動(dòng)量級(jí)達(dá)到100g，正常試車(chē)時(shí)僅不到1g，且439.5 Hz突頻下仍有26g振動(dòng)幅值。振動(dòng)測(cè)量結(jié)果表明，發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過(guò)程燃燒室內(nèi)點(diǎn)火異常。

對(duì)試車(chē)過(guò)程和試車(chē)結(jié)果進(jìn)行復(fù)查和對(duì)比分析，原材料缺陷、發(fā)動(dòng)機(jī)生產(chǎn)質(zhì)量缺陷、多余物、試車(chē)工況偏離、開(kāi)機(jī)時(shí)序差異等故障模式均已經(jīng)被排除，認(rèn)為存在試車(chē)臺(tái)真空艙上電磁閥與放液手閥之間的夾氣盲腔、增壓氣體混入等夾氣因素導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)燒蝕的較大可能性。

近期，某其他型號(hào)中小推力高室壓空間液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行高空模擬熱試車(chē)，在首次5 s調(diào)參點(diǎn)火啟動(dòng)后，發(fā)動(dòng)機(jī)喉部和燃燒室直線(xiàn)段溫度異常驟升，超出材料警戒溫度約200 ℃，溫度變化曲線(xiàn)極其相似，由于點(diǎn)火時(shí)間短，發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)未被破壞，后續(xù)多次點(diǎn)火啟動(dòng)性能和溫度變化恢復(fù)正常。夾氣影響無(wú)法被排除，工程上需要引起足夠重視。

5 結(jié)論

通過(guò)本文試驗(yàn)研究，得到以下結(jié)論：

1)夾氣狀態(tài)下，直流互擊式噴注器噴霧場(chǎng)空間分布上主要集中于中心軸線(xiàn)區(qū)域，局部區(qū)域霧化效果增強(qiáng)，液滴直徑減小，霧化錐角增大；但是夾氣霧化充分發(fā)展時(shí)，中心主射流起始段和邊區(qū)射流局部斷流，且噴霧場(chǎng)外側(cè)區(qū)域貫穿距離明顯縮短，空間整體分布均勻性較差。

2)高空模擬熱試車(chē)條件下，采用氮?dú)鈱?duì)供應(yīng)管路吹除后直接進(jìn)行推進(jìn)劑充填，夾氣沒(méi)有對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過(guò)程造成持續(xù)性振蕩。發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火推力峰有增大的趨勢(shì)，其他性能、溫度、振動(dòng)等測(cè)量參數(shù)以及開(kāi)關(guān)機(jī)過(guò)程沒(méi)有發(fā)生顯著變化。

3)夾氣一定程度上增加了發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過(guò)程的復(fù)雜性和不確定性因素，可能會(huì)引起點(diǎn)火異常。一旦發(fā)生，將對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠穩(wěn)定工作造成極大影響。

夾氣的影響機(jī)理尚不明晰，后續(xù)還需進(jìn)一步研究和揭示，包括夾氣量、氣體分布以及夾氣對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)程穩(wěn)態(tài)工作過(guò)程的影響等。但是，工程上需特別重視夾氣對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過(guò)程的影響。為了提高中、小推力空間液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)熱試車(chē)可靠性，強(qiáng)烈建議首次啟動(dòng)時(shí)增加3 s預(yù)點(diǎn)火程序，排出發(fā)動(dòng)機(jī)控制閥前可能產(chǎn)生的氣泡，確認(rèn)發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)無(wú)異常后再繼續(xù)后續(xù)點(diǎn)火程序。